摘要：某单级跨音压气机在设计转速退喘过程中,第1级可调静子叶片(VSV)瞬间关闭且不受作动筒控制,从监控摄像头看到指示第1级可调静子角度状态的指针已经超出表盘关角度极限。紧接着第1级转子振幅增大,为退出该危险状态紧急降低压气机转速直至停车。为找出第1级可调静子异常关闭的原因,对其受到的气动力矩进行了分析。首先采用定常三维计算确定了第1级可调静子受到的气动力矩在压气机特性图上的分布,指出了气动力矩大的高风险三角区。其次通过三维非定常计算模拟了节气门快速打开后压气机流场以及气动力矩随时间的变化,揭示了可调静子异常关闭的原因。最后介绍了可避免这一危险情况的预防措施,这些措施在后续的单级压气机试验中被证明是有效的。

摘要：为深入理解三转子大涵道比涡扇发动机风扇叶片飞失情况下的低压转子及结构保险的动力学行为特征,选取Trent900发动机为研究对象,分析了对于风扇叶片飞失(FBO)有重要影响的结构设计特点,进而开展了转子之间动力学耦合影响、结构保险的模拟、风扇叶片简化方法研究。构建了满足Trent 900发动机FBO模拟的三维转/静子简化模型。完成了FBO之后转子旋转约360°的动力学行为模拟,并与Trent 900发动机公布的FBO试验录像进行了对比。结果表明:①仿真结果与FBO试验录像在宏观现象的时间顺序一致;②主结构保险完全失效后,外传振动载荷较失效前降低约45%;③次级结构保险为低压转子提供新的前支点并保护风扇轴。

摘要：以某两级风扇为对象开展防颤振设计技术研究。风扇转子叶片设计中,选择了合适的展弦比,既考虑到气动性能水平,还考虑到结构质量和颤振稳定性。采用流固耦合能量法评估所设计风扇的各排转子叶片的颤振稳定性问题,并通过叶片厚度、三维造型、根尖弦长比等设计参数的调整消除颤振风险。研究结果表明:展弦比不应是方案设计阶段防颤设计唯一的关注参数;在叶尖跨声速的转速更容易发生颤振现象;较强的叶尖前缘激波会造成较强的流固耦合作用,形成复杂的气动功分布结构;叶片厚度和尖根弦长比等参数是改善叶片颤振风险的有效参数。

摘要：面向航空发动机机匣包容精细设计需求,研究飞失过程中叶片耗散能对机匣包容性的影响规律。结合打靶试验及有限元数值仿真,对以TC4靶板为对象的机匣包容原理模拟件进行研究,揭示了机匣包容能力对叶片冲击耗散能的敏感性,验证了数值分析方法的准确性和合理性。基于建立的简化风扇模型,明确了机匣包容不同阶段中叶片-机匣能量转化机制,分析了叶片与机匣碰撞过程中机匣包容能力对叶片材料主要参数的敏感性。结果表明,叶片在冲击、碰撞过程产生的耗散能对机匣包容能力有着明显的影响,在工程设计中可考虑通过改善叶片材料延伸率和硬化系数以及降低弹性模量等途径提升机匣的包容能力。

摘要：在进行某型航空发动机模拟试验时,发现了一种鲜见报道的转子-轴承系统振动幅值长周期变化现象。为探究该现象的成因,利用某型航空发动机模拟试验器对该现象进行了长时间测试和验证,试验揭示了该现象受转速、滑油流量和温度、载荷、轴承状态和游隙等因素的影响规律。在大量试验后,分解了试验器和轴承,并更换新轴承进行了重复试验。试验结果表明,该轴承的振动幅值长周期变化现象是轴承游隙引起的热-构耦合现象。其机理是游隙较大的轻载轴承打滑发热,引发轴承游隙周期性变化,导致转子振动出现振荡现象,该研究称其为滚动轴承的游隙振荡现象。该现象对轴承的散热状态和径向载荷较为敏感,主要发生在轴承工作载荷远远低于轴承额定载荷的情况下,可以通过改变供油条件或适当增加不平衡载荷的方式消除该现象。

摘要：双转子系统具有低压转子激励和高压转子激励的两组振动模态,而这两组模态的正交性是双转子系统动力学特性的核心要素。因此建立了带有中介轴承和分叉结构的航空发动机双转子动力学模型,用以分析双转子系统模态的正交性。采用复模态法分析了双转子系统在不同激励下的模态正交性,推导出正交性的条件集合。发现当双转子系统的速比不变时,双转子系统在各自激励方式下的模态关于刚度矩阵与惯量矩阵是正交的。但在不同激励方式下的模态之间不存在正交性。另外基于模态正交性经过模态分解,得到双转子系统不平衡响应的统一表达式。最后以某型航空发动机双转子系统为例用以验证之前的结论。采用离散有限元和状态向量相结合的方法计算了转速比恒定或非恒定时不同激励下的模态,并构建了模态正交性数值用以评估模态的正交性。评估结果与推导的正交性条件集吻合。

摘要：变转速及变导静叶片角度是实现轴流压气机扩稳增效的两个最有效性能调节方法,对航机、燃机、工业压缩系统的高效宽工况运行具有重要影响。本文针对多级高速轴流压气机易出现低转速下裕度不够的问题,对某3.5级高速轴流压气机在100%~70%设计转速范围内四种转速下的内部流动进行了全三维定常数值模拟,重点分析了低转速下的失速特性及其流动失稳机理。结果表明:100%、90%设计转速下失速裕度为16.58%、32.22%;在80%、70%设计转速下失速裕度分别为0.22%、0.34%,性能曲线表现出突变失速的不连续性。分析流动机理后发现80%转速下流动失稳现象为R1叶尖部分叶高失速,该失速无法通过增大流量解除;70%转速下流动失稳现象为S2角区分离引起S3双开型角区分离失速,该失速可通过增大流量解除。研究工作对完善多级高速轴流压气机导静叶调节扩稳设计具有指导价值。

摘要：利用自制的高速刮擦试验机,对常见的铝、镍基封严涂层与TC4钛合叶片组成的封严摩擦副在高速刮擦条件下的摩擦学行为进行了研究。结果显示,铝基封严涂层对于叶片磨损轻微,甚至出现涂层粘着叶片的现象;镍基封严涂层严重的损伤叶片。通过分析刮擦面温度与力学性能变化间关系,发现封严涂层的热物性能对叶片的损伤具有重要的影响。若封严涂层的金属相熔点较低、热扩散率较大如铝基封严涂层,则配副使用时涂层易先于叶片发生软化,因而叶片磨损轻微,甚至被涂层粘附所代替。若封严涂层的金属相熔点较高、热扩散率较低如镍基封严涂层,则叶片易先于涂层发生软化,因而叶片损伤严重。

摘要：流体网络法对喷管气膜冷却问题具有独特的优势,但难以反映出入流对冷却气流道静压变化的影响。针对此引入了可反映出入流导致静压变化的管道元件,并基于孔口速度落后角对静压变化量进行了建模。验证算例表明,这一改进使沿程静压变化趋势与实际吻合较好,使冷却气流量分配计算误差降低到0.5%以下。将改进后的流体网络法与主流通道的计算流体力学模拟耦合用于分析喷管冷却气流量分配,与全计算流体力学模拟相比结果差异小于1.2%,且大幅降低计算量;在某型喷管设计中的应用表明,可以有效反映冷却结构改变对冷却气流量分配的影响。

摘要：针对鼓形花键设计方法不完善、修形量范围无法确定的问题,提出利用花键齿面许用应力与内外花键配合干涉确定鼓形花键鼓形量的范围。以某航空发动机中央传动杆花键为例,开展鼓形花键设计;进而对比研究对中与不对中状态下普通花键和鼓形花键的接触特性。结果表明:对中状态下,普通花键接触应力集中于齿向加载端,而鼓形花键则集中于齿向中部且接触应力增大;不对中状态下,普通花键接触齿对数目显著减小且接触应力显著提高,而鼓形花键的均载性显著且接触应力降低;随着不对中的增大,普通花键因干涉而存在断齿风险,而鼓形花键仍能够啮合但脱开齿对数目增加,接触应力也急剧提高。所确定的鼓形花键修形量范围合理,能够将齿侧间隙、不对中补偿能力、与修形量定量耦合起来,为航空鼓形花键设计、不对中控制、承载能力与寿命提升提供了重要理论参考。